CN112059531A - 一种液体火箭发动机用熔模精密铸件缺陷修复方法 - Google Patents

一种液体火箭发动机用熔模精密铸件缺陷修复方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种液体火箭发动机用熔模精密铸件缺陷修复方法，包括缺陷定位；缺陷排除；加工坡口；补焊部位处理；施焊；焊后处理。该缺陷修复方法明确了用于ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo铸件的焊丝，建立了基于铸件补焊部位初始厚度的焊接工艺数据库，以及焊后热处理制度；采用相应修复工艺，所得ZG03Cr13Ni5Co9Mo5焊缝接头在室温抗拉强度大于1070MPa(基体强度不低于1180Mpa)，延伸率不低于15％，‑196℃温度下的低温冲击韧性不小于39J；ZG06Cr14Ni7Mo焊缝接头在室温抗拉强度大于900MPa(基体强度不低于980Mpa)，延伸率不低于12％，‑196℃温度下的低温冲击韧性不小于31J，且焊缝接头内部质量、表面质量均合格，符合QJ1842‑95《结构钢、不锈钢熔焊技术条件》I级焊缝标准，可满足航天产品对焊缝接头使用要求。

Description

一种液体火箭发动机用熔模精密铸件缺陷修复方法
技术领域
本发明属于熔模精密铸造技术领域，特别涉及一种液体火箭发动机用ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo熔模精密铸件缺陷修复方法。
背景技术
熔模精密铸造具有尺寸精度高、表面质量好、结构不受限制的特点，广泛应用于液体火箭发动机铸件生产。
为了新一代高压补燃液体火箭发动机高室压、高转速、大推力、超低温等研制需求，开发了熔模铸造用ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo马氏体不锈钢，这两种均是无碳(或超低碳)马氏体为基础的超高强度钢，通过低碳马氏体相变和时效析出金属间化合物实现强化效果，具有较高的强度、良好的强韧性匹配和耐腐蚀性能，广泛应用于液体火箭发动机重要结构部件。但是受制于生产工艺、材料以及结构限制，难以实现零缺陷铸造，主要体现在：
(1)过程复杂、控制难度大。
熔模铸造工艺包括蜡模制作、型壳制作、脱蜡、焙烧、熔炼浇注、后处理等工序，各工序影响因素众多，而生产周期至少在3个月以上，控制难度极大。
(2)材料铸造性能差。
ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo马氏体不锈钢是以无碳(或超低碳)马氏体为基础的超高强度钢，通过低碳马氏体相变和时效析出金属间化合物实现强化效果。但是由于多种强化元素的加入，如Si、Mo、Cr的加入，降低了合金的流动性，缺陷产生倾向大，铸造难度大。
(3)产品结构复杂
应用真空熔模精密铸造工艺制造的发动机铸件结构复杂，如高速转动、大扭曲叶片、异形曲面、壁厚差异大等，壁厚差较大，热节部位较多。合金在铸造成形过程中，易在热节部位产生各种缺陷，如夹杂、冷隔、气孔和裂纹等。
基于上述因素，铸件缺陷不可避免。因而，研究铸件缺陷的修补措施是必要且急迫的。
发明内容
为了克服现有技术中的不足，本发明人进行了锐意研究，提供了一种液体火箭发动机用ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo熔模精密铸件缺陷修复方法，采用手工钨极氩弧焊工艺修复，确定了ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo铸件的专用焊丝，以QJ1842-95《结构钢、不锈钢熔焊技术条件》的I级焊缝为评判标准，建立了基于铸件补焊部位初始厚度的焊接工艺数据库，确保了焊接强度满足设计要求，并提出了ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo铸件专用的焊后热处理制度，解决了内部组织以及残余应力分布不均匀的问题，从而完成本发明。
本发明提供了的技术方案如下：
一种液体火箭发动机用ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo熔模精密铸件缺陷修复方法，包括：
步骤1，缺陷定位：采用铸件缺陷检查规定的方法对铸件表面、内部超出设计图纸要求的缺陷进行定位；
步骤2，缺陷排除：依据步骤1的缺陷定位对缺陷进行排除；
步骤3，加工坡口：在经步骤2排除缺陷后产生的补焊部位处加工扩修坡口；
步骤4，补焊部位处理：采用有机溶剂对步骤3中扩修后的坡口进行擦拭，确保表面洁净；
步骤5，焊丝选择：对不同材质选用相应的焊丝，ZG06Cr14Ni7Mo铸件选用牌号为022Cr12Ni9Mo2Si的焊丝，ZG03Cr13Ni5Co9Mo5铸件选用牌号为ZG03Cr13Ni5Co9Mo5的焊丝；
步骤6，施焊：根据铸件补焊部位初始厚度选择焊接工艺参数，实施补焊；
步骤7，焊后处理：对焊缝进行打磨清理，并检查焊缝焊后质量，然后对铸件进行消应力热处理。
根据本发明提供的一种液体火箭发动机用ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo熔模精密铸件缺陷修复方法，具有以下有益效果：
(1)本发明提供了ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo熔模精密铸件缺陷修复工艺，明确了用于ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo合金的焊丝，建立了基于铸件补焊部位初始厚度的焊接工艺数据库，采用相应修复工艺，所得ZG03Cr13Ni5Co9Mo5焊缝接头在室温抗拉强度大于1000MPa(基体强度不低于1180Mpa)，延伸率不低于15％，-196℃温度下的低温冲击韧性不小于39J；
ZG06Cr14Ni7Mo焊缝接头在室温抗拉强度大于900MPa(基体强度不低于980Mpa)，延伸率不低于12％，-196℃温度下的低温冲击韧性不小于31J，且焊缝接头内部质量、表面质量均合格，符合QJ1842-95《结构钢、不锈钢熔焊技术条件》I级焊缝标准，可满足航天产品对焊缝接头使用要求；
(2)本发明中焊后热处理制度，采用较低的热处理温度，增加原子运动的能量，使得焊接修复而带来的畸变的晶格恢复稳定状态，消除了残余了应力，也消除组织的不均匀性。同时，合理的热处理温度和热处理时间，控制了原子扩散速度，避免晶粒长大，获得了合适晶粒度的均匀组织；
(3)本发明提供的液体火箭发动机高强不锈钢铸件缺陷修复方法，解决了航天复杂结构熔模铸造过程中产生的各类的缺陷问题，大幅提高了铸件交付合格率，降低生产成本，有力保证型号产品科研生产的顺利进行。
附图说明
图1为本发明中熔模精密铸件缺陷修复流程图。
图2为本发明实施例1中某型号燃料泵一级泵轮结构示意图；
图3为本发明实施例1中某型号燃料泵一级泵轮结构A-A向剖面图；
图4为本发明实施例1中ZG06Cr14Ni7Mo焊接接头的整体微观形貌；
图5为本发明实施例1中ZG06Cr14Ni7Mo焊接接头的母材区微观形貌；
图6为本发明实施例1中ZG06Cr14Ni7Mo焊接接头的焊缝区微观形貌；
图7为本发明实施例1中ZG06Cr14Ni7Mo焊接接头的热影响区微观形貌；
图8为本发明实施例2中某型号涡轮氧泵离心轮轮结构示意图；
图9为本发明实施例2中某型号涡轮氧泵离心轮结构A-A向剖面图；
图10为本发明实施例2中ZG03Cr13Ni5Co9Mo5焊接接头的整体微观形貌；
图11为本发明实施例2中ZG03Cr13Ni5Co9Mo5焊接接头的母材区微观形貌；
图12为本发明实施例2中ZG03Cr13Ni5Co9Mo5焊接接头的焊缝区微观形貌；
图13为本发明实施例2中ZG03Cr13Ni5Co9Mo5焊接接头的热影响区微观形貌。
具体实施方式
下面通过对本发明进行详细说明，本发明的特点和优点将随着这些说明而变得更为清楚、明确。
本发明人对高强不锈钢熔模铸件缺陷修复措施进行了大量的研究，发现钨极氩弧焊(TIG焊)修复作为铸件缺陷修复技术，可以极大提高铸件成品率，又可以极大减少零件失效带来的时间和经济成本，是铸件优选的修补措施。但是研究还发现，TIG焊补焊过程中伴随着对铸件的多次热循环作用不可避免地降低了热影响区和焊缝区材料性能，基于可靠性考量，一般还要求焊缝级别不低于I类(即焊缝强度不低于基体退火强度90％，内部质量合格)，为满足上述要求，必须改良焊接工艺，确保焊缝成形良好。同时为了提高焊接接头材料性能，解决内部组织以及残余应力分布不均匀的问题，有必要提出适宜的焊后热处理制度。
为此，本发明提供了一种液体火箭发动机用ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo熔模精密铸件缺陷修复方法，如图1所示，包括如下步骤：
步骤1，缺陷定位：采用铸件缺陷检查规定的方法对铸件表面、内部超出设计图纸要求的缺陷进行定位；
步骤2，缺陷排除：依据步骤1确定的缺陷大小及位置，选择打磨工具排除缺陷；
步骤3，加工坡口：在经步骤2排除缺陷后产生的补焊部位处加工扩修坡口；
步骤4，补焊部位处理：采用有机溶剂对步骤3中扩修后的坡口进行擦拭，确保表面洁净，无氧化皮、油污及其他污物；
步骤5，焊丝选择：ZG06Cr14Ni7Mo铸件选用牌号为022Cr12Ni9Mo2Si的焊丝，ZG03Cr13Ni5Co9Mo5铸件选用牌号为ZG03Cr13Ni5Co9Mo5的焊丝；
步骤6，施焊：根据铸件补焊部位初始厚度选择焊接工艺参数，实施补焊；其中，铸件补焊部位初始厚度为该补焊部位未实施缺陷排除前的厚度；
步骤7，焊后处理：对焊缝进行打磨清理，并检查焊缝焊后质量，然后对铸件进行消应力热处理。
在本发明步骤1中，应用于不同环境的铸件其缺陷检查方法不同，因而需要采用铸件规定的方法对铸件表面、内部超出设计图纸要求的缺陷进行定位。缺陷检查方法包括X射线检验、荧光检查、磁粉检查及目视检查等，其中，X射线检验确认内部质量是否符合标准要求，荧光检查、磁粉检查及目视检查确认表面质量是否符合标准要求。
在本发明中，步骤2中，依据步骤1确定的缺陷大小及位置，选择合适的方式彻底排除缺陷，如对较小缺陷，采用电动打磨机、气动打磨机去除；对于较大缺陷，采用角磨机去除。对于表面缺陷，打磨至表面光亮即可；对于内部缺陷，打磨排除后应采用铸件缺陷检查规定的方法重新对缺陷部位进行检验，直至确认缺陷完全排除干净，以避免焊后产生气孔、夹杂等缺陷。
在本发明步骤3中，补焊部位处加工扩修后的坡口为U型坡口。对于穿透性缺陷，可在坡口外底部添加黄铜或紫铜垫块。
在本发明步骤5中，焊丝使用前进行化学成分复验，复验后酸洗去除焊丝表面油污和氧化皮。焊丝化学成分满足以下要求：以焊丝的总质量为100份计算，022Cr12Ni9Mo2Si(代号S-659)焊丝化学成分：1.4％～1.7％的Si元素，0.60％～0.90％的Mn元素，11.6％～12.0％的Cr元素，8.50％～8.90％的Ni元素，1.80～2.20％的Mo元素，其他杂质元素≤0.22％，其余为Fe元素。ZG03Cr13Ni5Co9Mo5(代号S-04)焊丝化学成分：13.0％～15.0％的Cr元素，6.0％～8.5％的Ni元素，0.5％～1.0％的Mo元素，其余为Fe元素。
所述酸洗流程为：a.混酸酸洗：将焊丝放入混酸溶液内浸泡20～25min，其中混酸溶液质量配比为：硝酸10％～15％，氢氟酸10％～15％，盐酸1％，其余为水；b.水洗：高压水冲去焊丝表面残留的混酸溶液；c.干燥：干燥时长1～2h。
焊接前，对每一类焊丝，在其端头涂色以便区分。
在本发明步骤6中，基于铸件补焊部位初始厚度建立焊接工艺参数库，根据铸件补焊部位初始厚度选择焊接工艺参数库中焊接工艺参数，实施焊接。焊接工艺参数库见表1。
表1焊接工艺参数库
Figure BDA0002601037700000061
对于大面积补焊部位，应采用多层焊接，并严格控制层间等待时间，以避免因焊接过热而导致的组织、性能恶化。本发明人经过大量的试验，最终确定多层焊接单层补焊后层间等待时间与补焊部位直径的关系，如下：a.补焊部位直径＞Ф50mm，补焊后层间等待时间应不低于10min；b.补焊部位直径Ф20mm～Ф50mm，补焊后层间等待时间应不低于5min；c.补焊部位直径＜Ф20mm，补焊后层间等待时间应不低于2min。采用多层补焊时，应清除已补焊层表面的氧化膜、飞溅物等污物，确保表面干净后，再进行下一层补焊。
施焊应在适宜的焊接场地进行，焊接场地温度适宜，湿度不宜过大，以避免焊后热裂纹以及气孔。最终确定所述焊接场地环境温度优选不低于15℃，不高于40℃，相对湿度优选不大于60％。
在本发明步骤7中，对于焊缝打磨清理。采用电动打磨工具、气动打磨工具修整去除步骤6焊缝突出部位，使得补焊部位与基体圆滑过渡，修整后的尺寸符合铸件尺寸公差要求；采用吹砂清理或打磨清理焊缝周围的氧化物、夹渣以及补焊过程中的飞溅物，避免表面残留物对于后续质量检查的干扰。
优选地，吹砂工艺参数：采用粒度为30目～50目的刚玉砂进行喷砂，单点喷砂时间不超过2min，防止铸件局部尺寸因喷砂时间过长而偏薄。
对于焊缝焊后质量检查。采用铸件缺陷检查规定的方法如通过无损检测、荧光检查、磁粉检查或目视检查，确认经打磨清理后的焊缝及基体内部质量以及表面质量满足设计图纸、设计条件要求。
对于消应力热处理，采用真空消应力热处理，具体制度为：对于ZG06Cr14Ni7Mo铸件，在压强不大于10-3Pa、温度为260℃～280℃的条件下保温1.5h～2.5h，然后空冷至室温。对于ZG03Cr13Ni5Co9Mo5铸件，在压强不大于10-3Pa、温度为280℃～320℃的条件下保温2.0h～3.0h，然后空冷至室温。采用较低退火热处理温度，增加原子运动的能量，使得焊接修复而带来的畸变的晶格恢复稳定状态，消除了残余了应力，也消除组织的不均匀性；同时，温度和时间的选择有效控制了原子扩散速度，避免晶粒长大。
实施例
实施例1
本实施例中熔模铸件为某型号燃料泵一级泵轮，材料为ZG06Cr14Ni7Mo，结构如图2和图3所示。
(1)缺陷定位。
该铸件内部质量检查方法为X射线检验，表面质量检查方法为荧光检查，设计图样中检验级别为B级，允许存在的缺陷符合表2和表3规定。上述两种检验方法发现超出表2和表3规定的缺陷，通过X光底片、表面显示结果，在铸件上标示缺陷位置及大小。
表2铸件的X射线检验标准
Figure BDA0002601037700000081
表3铸件荧光检验标准
Figure BDA0002601037700000082
Figure BDA0002601037700000091
(2)缺陷排除。依据步骤(1)确定缺陷的大小及位置，选择合适的工具彻底排除缺陷，对较小缺陷，采用电动打磨机、气动打磨机去除；对于较大缺陷，采用角磨机去除。对于表面缺陷，打磨至表面光亮即可；对于内部缺陷，打磨排除后应重新对缺陷部位进行X光透视检查，直至确认缺陷完全排除干净，以避免焊后产生气孔、夹杂等缺陷。
(3)加工坡口。将经步骤(2)排除缺陷的补焊部位加工扩修坡口。补焊部位尽可能扩修为U型坡口，其可焊性好，加工方式简单，焊后强度高。扩修后的表面应光滑，与基体圆滑过渡，且不允许存在毛刺、尖角，以避免焊接过程夹杂缺陷的产生。对于穿透性缺陷，可在坡口外底部添加黄铜或紫铜垫块，其散热性能好，易于与焊缝脱离。
(4)补焊部位处理。对步骤(3)扩修后的坡口，佩戴橡胶手套并采用有机溶剂进行擦拭，随后置于干燥、洁净工作台上，以确保表面洁净，无氧化皮、油污及其他污物。
(5)焊丝选择：焊丝使用前需按GJB 7964-2012《火箭用不锈钢焊丝规范》进行验收，ZG06Cr14Ni7Mo用焊丝牌号为022Cr12Ni9Mo2Si，代号为S-659。以焊丝的总质量为100份计算，022Cr12Ni9Mo2Si(S-659)焊丝化学成分：1.4％～1.7％的Si元素，0.60％～0.90％的Mn元素，11.6％～12.0％的Cr元素，8.50％～8.90％的Ni元素，1.80～2.20的Mo元素，其他杂质元素≤0.22％，其余为Fe元素。焊丝复验后酸洗去除表面油污、氧化皮，并在端头进行涂蓝色。
酸洗流程为：a.混酸酸洗：将焊丝放入混酸溶液内浸泡25min，其中混酸溶液质量配比为：硝酸15％，氢氟酸10％，盐酸1％，其余为水；b.水洗：高压水冲去焊丝表面残留的混酸溶液；c.干燥：干燥时长1.5h。
(6)施焊：所述氩气浓度不低于99.99％。本实施补焊部位初始厚度为5mm，选择焊接工艺参数：焊接电流A为150A，焊接层数2层，氩气流量9L/min，钨极直径3mm，焊丝直径为2.5mm，补焊后等待时间3min。补焊时，应清除已补焊层表面的氧化膜、飞溅物等污物，确保表面干净后，再进行下一层补焊。焊接场地环境温度不低于15℃，不高于40℃，相对湿度不大于60％。
(7)焊缝打磨清理。采用电动打磨工具、气动打磨工具修整去除步骤(6)焊缝突出部位，使得补焊部位与基体圆滑过渡，修整后的尺寸应符合铸件尺寸公差要求。采用吹砂清理或打磨清理焊缝周围的氧化物、夹渣以及补焊过程中的飞溅物，避免表面残留物对于后续质量检查的干扰。吹砂工艺参数：采用粒度为30目的刚玉砂进行喷砂，单点喷砂时间1min，防止铸件局部尺寸因喷砂时间过长而偏薄。
(8)焊后质量检查。通过X光透视、荧光检查确认经步骤(7)处理的焊缝及基体内部质量以及表面质量，允许存在缺陷的大小应符合表2、表3要求。
(9)焊后热处理。经上述流程后的铸件进行消应力热处理。热处理为真空消应力处理，具体制度为ZG06Cr14Ni7Mo在压强不大于10-3Pa、温度为270℃的条件下保温2h焊后空冷至室温。
焊接接头力学性能试验按照GB2651-89《焊接接头拉伸试验方法》进行，低温冲击韧性试验按照GB/T229-1994《金属夏比缺口冲击试验方法》进行，焊件接头上沿垂直焊缝方向切取拉伸试样，保证焊缝处于试样中部。拉伸速度为1mm/min。检测结果为：基体强度为1050MPa，焊缝接头在室温抗拉强度949-980MPa，为基体强度90.4～93.3％。延伸率13％～18％，-196℃温度下的低温冲击韧性38J～50J。焊缝表面平整，连续性较好，成形状态良好。微观组织如图4至图7所示，为典型熔焊接头，由焊缝区、热影响区以及母材区组成，各区由马氏体及残余奥氏体组成，但马氏体形貌、分布呈现不同的特征，焊缝区以柱状晶为主，热影响区与母材区以板条为主。
实施例2
本实施例中熔模铸件为某型号涡轮氧泵离心轮，材料为ZG03Cr13Ni5Co9Mo5，结构如图8和图9所示，该燃料泵一级泵轮与实施例1中涡轮氧泵离心轮除叶片旋转方向相反外，其他结构一致。
缺陷修复方法与实施例1中一致，区别仅在于：
焊丝采用铸造用母合金棒料线切割而成，化学成分应符合铸造母合金GJB7961的规定，具体化学成分：13.0％～15.0％的Cr元素，6.0％～8.5％的Ni元素，0.5％～1.0％的Mo元素，其余为Fe元素。本实施补焊部位初始厚度为5mm，选择焊接工艺参数：焊接电流A为170A，焊接层数2层，氩气流量9L/min，钨极直径3mm，焊丝直径为2.5mm，补焊后等待时间4min。
焊接接头力学性能试验按照GB2651-89《焊接接头拉伸试验方法》进行，低温冲击韧性试验按照GB/T229-1994《金属夏比缺口冲击试验方法》进行，焊件接头上沿垂直焊缝方向切取拉伸试样，保证焊缝处于试样中部。拉伸速度为1mm/min。检测结果为：基体强度为1155MPa，焊接接头强度为1045Mpa～1125Mpa，为基体强度90.5％～97.4％，延伸率为15％～20％，低温冲击韧性40J～60J。焊缝表面平整，连续性较好，成形状态良好。微观组织如图10至图13所示，为典型熔焊接头，由焊缝区、热影响区以及母材区组成，各区由马氏体及残余奥氏体组成，但马氏体形貌、分布呈现不同的特征，焊缝区以柱状晶为主，热影响区与母材区以板条为主。
以上结合具体实施方式和范例性实例对本发明进行了详细说明，不过这些说明并不能理解为对本发明的限制。本领域技术人员理解，在不偏离本发明精神和范围的情况下，可以对本发明技术方案及其实施方式进行多种等价替换、修饰或改进，这些均落入本发明的范围内。本发明的保护范围以所附权利要求为准。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种液体火箭发动机用ZG03Cr13Ni5Co9Mo5、ZG06Cr14Ni7Mo熔模精密铸件缺陷修复方法，其特征在于，
步骤1，缺陷定位：采用铸件缺陷检查规定的方法对铸件表面、内部超出设计图纸要求的缺陷进行定位；
步骤2，缺陷排除：依据步骤1的缺陷定位对缺陷进行排除；
步骤3，加工坡口：在经步骤2排除缺陷后产生的补焊部位处加工扩修坡口；
步骤4，补焊部位处理：采用有机溶剂对步骤3中扩修后的坡口进行擦拭，确保表面洁净；
步骤5，焊丝选择：ZG06Cr14Ni7Mo铸件选用牌号为022Cr12Ni9Mo2Si的焊丝，ZG03Cr13Ni5Co9Mo5铸件选用牌号为ZG03Cr13Ni5Co9Mo5的焊丝；
步骤6，施焊：根据铸件补焊部位初始厚度选择焊接工艺参数，实施补焊；
步骤7，焊后处理：对焊缝进行打磨清理，并检查焊缝焊后质量，然后对铸件进行消应力热处理。
2.根据权利要求1所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤2中，对于表面缺陷，打磨至表面光亮即可；对于内部缺陷，打磨排除后应采用铸件缺陷检查规定的方法重新对缺陷部位进行检验，直至确认缺陷完全排除干净。
3.根据权利要求1所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤3中，补焊部位处加工扩修后的坡口为U型坡口。
4.根据权利要求1所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤3中，对于穿透性缺陷，在坡口外底部添加黄铜或紫铜垫块。
5.根据权利要求1所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤5中，焊丝使用前进行化学成分复验，化学成分满足以下要求：以焊丝的总质量为100份计算，022Cr12Ni9Mo2Si焊丝化学成分：1.4％～1.7％的Si元素，0.60％～0.90％的Mn元素，11.6％～12.0％的Cr元素，8.50％～8.90％的Ni元素，1.80～2.20％的Mo元素，其他杂质元素≤0.22％，其余为Fe元素；和/或
ZG03Cr13Ni5Co9Mo5焊丝化学成分：13.0％～15.0％的Cr元素，6.0％～8.5％的Ni元素，0.5％～1.0％的Mo元素，其余为Fe元素。
6.根据权利要求5所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤5中，化学成分复验后酸洗去除焊丝表面油污和氧化皮，酸洗流程为：a.混酸酸洗：将焊丝放入混酸溶液内浸泡20～25min，其中混酸溶液质量配比为：硝酸10％～15％，氢氟酸10％～15％，盐酸1％，其余为水；b.水洗：高压水冲去焊丝表面残留的混酸溶液；c.干燥：干燥时长1～2h。
7.根据权利要求1所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤6中，铸件补焊部位初始厚度D＜5mm时，焊接电流60～150A，焊接层数1～2层，氩气流量7～8L/min，钨极直径2.5～3mm，焊丝直径2～3mm；和/或
铸件补焊部位初始厚度5≤D＜10mm时，焊接电流100～170A，焊接层数2～3层，氩气流量8～12L/min，钨极直径3～5mm，焊丝直径2～3mm；和/或
铸件补焊部位初始厚度10≤D＜20mm时，焊接电流120～200A，焊接层数3～5层，氩气流量12～14L/min，钨极直径4～6mm，焊丝直径5～6mm；和/或
铸件补焊部位初始厚度20≤D＜30mm时，焊接电流170～250A，焊接层数5～8层，氩气流量12～15L/min，钨极直径5～6mm，焊丝直径6～8mm；和/或
铸件补焊部位初始厚度D≥30mm时，焊接电流170～250A，焊接层数＞5层，氩气流量12～15L/min，钨极直径5～6mm，焊丝直径6～8mm。
8.根据权利要求7所述的缺陷修复方法，其特征在于，采用多层补焊时，单层补焊后层间等待时间与补焊部位直径存在以下关系：a.补焊部位直径＞Ф50mm，补焊后层间等待时间应不低于10min；b.补焊部位直径Ф20mm～Ф50mm，补焊后层间等待时间应不低于5min；c.补焊部位直径＜Ф20mm，补焊后层间等待时间应不低于2min；和/或
采用多层补焊时，清除已补焊层表面污物，确保表面干净后，再进行下一层补焊。
9.根据权利要求1所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤7中，对于焊缝打磨清理：修整去除焊缝突出部位，使得补焊部位与基体圆滑过渡，修整后的尺寸符合铸件尺寸公差要求；采用吹砂清理或打磨清理焊缝周围的氧化物、夹渣以及补焊过程中的飞溅物；和/或
对于焊缝焊后质量检查：采用铸件缺陷检查规定的方法确认经打磨清理后的焊缝及基体内部质量以及表面质量满足要求。
10.根据权利要求9所述的缺陷修复方法，其特征在于，步骤7中，对于消应力热处理，采用真空消应力热处理，具体制度为：对于ZG06Cr14Ni7Mo铸件，在压强不大于10-3Pa、温度为260℃～280℃的条件下保温1.5h～2.5h，然后空冷至室温；
对于ZG03Cr13Ni5Co9Mo5铸件，在压强不大于10-3Pa、温度为280℃～320℃的条件下保温2.0h～3.0h，然后空冷至室温。
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